微型涡喷发动机设计难点与顶层系统分析

我们通常所说的稳定性，指的是测量仪器保持其计量特性随时间恒定的能力。

发动机的燃油控制系统中，稳定性是其中一个重要的指标。

这就引申出一个问题，既然稳定性如此重要，那要如何才能了解和掌握系统的稳定性能呢？国内外的控制学家们提出了各种系统稳定性的判定定理，并且这些定理都是基于系统的数学模型得出的。

1 小型涡喷发动机试验数据分析1.1 闭环控制试验闭环控制是控制论的一个基本概念，具体地说就是作为被控的输出以一定方式返回到作为控制的输入端，并对输入端施加控制影响的一种控制关系。

笔者将小型涡喷发动机分别与甲和乙两型燃油控制系统做了闭环试验，发现发动机在整个过程中运行正常，但是与乙型燃油控制系统试验时有不稳定的情况发生。

在整个闭环控制的试验过程中，甲乙两型燃油控制系统的试验条件相同，随意选取某一实验数据，发现试验参数随着时间的变化也在作出相应的变化，甲燃油控制系统工作相对稳定，而乙燃油控制系统中，当发动机转速在50-60之间时开始变得不稳定，燃油泵转速下降异常。

1.2 燃油调节器试验要想了解燃油调节器的稳态特性，就要研究燃油泵指令转速与泵流量、调节器回油流量、进出口压力以及燃油流量等四个影响因素之间的关系。

下面笔者从燃油泵指令转速与进出口压力的关系进行数据分析，试验可以看出，进口压力分别是50千帕、150千帕、200千帕，下面分别给出进口压力是50千帕、100千帕、150千帕和200Kpa 条件下的稳态特性关系。

不难发现，两者之间呈现出的是一种线性关系，一旦燃油泵转速增大，出口压力也随之增加，存在一定的滞后误差。

小型涡喷发动机燃油控制系统稳定性分析邱家彩 咸宁职业技术学院 湖北咸宁 437100玲 英 湖北工业大学 湖北武汉 4300682 小型涡喷发动机频域分析频域是描述信号在频率方面特性时用到的一种坐标系，对任何一个事物的描述都需要从多个方面进行，每一方面的描述仅为我们认识这个事物提供部分的信息。

从前面的实验容易发现，乙型燃油控制系统只有局部稳定性，在个别情况下会出现不稳定现象，这是一种潜在的危险，建议从发动机的频域着手分析这些属于个别情况的对象特性。

30公斤微型涡喷发动机设计点引言：微型涡喷发动机是一种小型、高效的喷气式发动机，具有重量轻、体积小、功率高等优点。

本文将探讨设计30公斤微型涡喷发动机的一些关键设计点。

一、压气机设计压气机是微型涡喷发动机的核心部件之一，其设计直接影响发动机的性能。

在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用多级压气机，以提高压气机的效率和稳定性。

同时，还需要考虑叶片的材料选择和叶片轮廓的优化，以降低叶片的重量和减小气动噪声。

二、燃烧室设计燃烧室是微型涡喷发动机中完成燃烧过程的关键部件，其设计直接影响发动机的燃烧效率和排放性能。

在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用适当的燃烧室结构和燃烧室喷孔布置，以实现燃烧过程的充分和稳定。

同时，还需要考虑燃烧室材料的耐高温性能和耐腐蚀性能，以提高燃烧室的寿命。

三、涡轮设计涡轮是微型涡喷发动机中转换燃气能量为机械能的关键部件，其设计直接影响发动机的推力和效率。

在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用高转速涡轮，以提高涡轮的功率输出和效率。

同时，还需要考虑涡轮叶片的材料选择和叶片轮廓的优化，以提高涡轮的强度和降低磨损。

四、喷管设计喷管是微型涡喷发动机中将燃气排出的关键部件，其设计直接影响发动机的推力和燃烧效率。

在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用适当的喷管结构和喷嘴布置，以实现燃气的充分膨胀和高速排放。

同时，还需要考虑喷管材料的耐高温性能和耐腐蚀性能，以提高喷管的寿命。

五、轴承设计轴承是微型涡喷发动机中支撑转子运转的关键部件，其设计直接影响发动机的可靠性和寿命。

在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用轻量化的高温轴承材料，并增加润滑系统，以提高轴承的耐磨损性能和耐高温性能。

同时，还需要考虑轴承的结构设计和润滑方式，以降低轴承的摩擦和磨损。

六、冷却系统设计冷却系统是微型涡喷发动机中控制发动机温度的关键部件，其设计直接影响发动机的热稳定性和寿命。

在30公斤微型涡喷发动机的设计中，应采用高效的冷却系统，以提高发动机的热传递效率和冷却效果。

新型喷气发动机的设计优化与性能分析在现代航空领域，喷气发动机的性能和效率对于飞行器的性能和运营成本起着至关重要的作用。

新型喷气发动机的设计优化是一个涉及多个学科和领域的复杂工程，需要综合考虑空气动力学、热力学、材料科学、机械工程等多个方面的因素。

本文将详细探讨新型喷气发动机的设计优化方法以及对其性能的分析。

一、新型喷气发动机的设计需求与挑战随着航空业的不断发展，对于喷气发动机的性能要求也越来越高。

一方面，需要提高发动机的推力和燃油效率，以降低运营成本和减少环境污染；另一方面，还需要降低发动机的重量和噪音，提高可靠性和维护性。

这些需求给新型喷气发动机的设计带来了巨大的挑战。

在提高推力和燃油效率方面，需要优化发动机的燃烧过程、提高压气机和涡轮的效率、减少气流损失等。

同时，还需要采用先进的材料和制造工艺，以减轻发动机的重量。

降低发动机的噪音则需要优化发动机的进气和排气系统，减少气流的脉动和噪声辐射。

提高可靠性和维护性则需要设计更加简单、易于维护的结构和系统。

二、新型喷气发动机的设计优化方法（一）数值模拟技术数值模拟是新型喷气发动机设计中不可或缺的工具。

通过建立发动机的数学模型，利用计算流体力学（CFD）和计算热力学等方法，可以对发动机内部的气流流动、燃烧过程、传热等进行精确的模拟和分析。

这有助于设计人员在设计阶段就能够预测发动机的性能和潜在的问题，并进行相应的优化设计。

（二）优化算法在新型喷气发动机的设计中，常常需要在多个设计变量之间进行优化，以找到最优的设计方案。

常用的优化算法包括遗传算法、粒子群优化算法、模拟退火算法等。

这些算法可以自动搜索设计空间，找到满足设计要求的最优解。

（三）试验研究尽管数值模拟技术在发动机设计中发挥了重要作用，但试验研究仍然是不可或缺的。

通过在试验台上进行发动机的部件试验和整机试验，可以获得更加真实和准确的性能数据，验证和改进设计方案。

（四）多学科设计优化新型喷气发动机的设计涉及多个学科和领域，因此需要采用多学科设计优化（MDO）方法。

第3期微型热机、燃气涡轮、火箭发动机一美国麻省理工学院(MIT微型发动机研究计划47图265W微涡轮2.5涡轮机与流体力学高效、高速涡轮机是微热机的心脏。

在非常小的尺度上采用与目前微加工工艺局限性相兼容的方法研制高效微流体机械对流体力学提出了新的挑战。

当长度尺寸未小到非连续流体力学的范畴时,雷诺数比常规涡轮机中的小若干个数量级。

目前加工的难点就是要解决大量构造三维结构的方法。

因此,微型涡轮机不能通过按比例缩小常规涡轮机而实现。

微热机的这些约束为流体机械设计者提出了一些新的挑战。

首先,高效燃气涡轮每级所需的相对较高的压比意味着圆周马赫数必须在超声速范围之内。

即使在如此高的速度下,冷组件的雷诺数仅为千分之十,而热机涡轮的雷诺数仅为几千,在该工况下流体是层流的,流体动能转化为静态压力是困难的。

这种雷诺数低、马赫数高的设计命题既无设计经验、经验数据又无合适的流体设计和分析工具可参考。

第二个挑战是目前微机械工艺还不具备加工非平面、类似“冲压”件的结构。

因此,根壁轮廓线和气流螺旋运动不能用于控制流体动能与静态压力的转化以及减小流体边界层的分离。

第三个挑战是使推进剂流动方向偏离加工面方向(如图1中的火焰稳定器,从而不会造成压力损失和堵塞。

通常用于完成该项功能的旋转叶片和轮廓线不易微加工。

微领域的一个特点是在宏观界公认的相对较高强度的材料可获得每单位压升较高的圆周速度。

因此,在这种情况下,与其它因素相比,对流体动能转化为静态压力的要求就可降低。

该项研究计划要求设计和研制四台不同的涡轮机:压比为4:1的压缩机和“热”燃气入口燃气涡轮机,“冷”入口涡轮发生器,压比为2:1的电动压缩机。

四种设计方案有一个共同的设计意图,就是采用叶片型面来控制通道面积分布状态,因此扩散速率均在恒定的通道高度上。

四种涡轮机组件设计均采用二维数字层叠码完成,并用三维有限容积N—s方程解来评估其性能。

设计结果为独特型面的叶片和可使流体高速旋流的转子。

高推重比微型涡喷发动机关键技术分析作者：宁大军来源：《无人机》2018年第07期高推重比微型涡喷发动机是中小型高速无人机的核心部件，压气机、燃烧室、涡轮和轴承等是微型涡喷发动机的关键部件。

某微型涡喷发动机采用单级离心压气机、向心式径向涡轮以及蒸发管式环行燃烧室的总体结构方案，实现了发动机的小型化、高推重比，已经成功应用在多个型号无人机上。

目前，国内外中小型无人机广泛采用的动力装置包括活塞发动机和涡喷发动机。

相比于活塞发动机，涡喷发动机推力较大，可以实现无人机高速飞行，是中小型高速无人机动力装置的较优选择。

通常认为，发动机推力在100daN以下的喷气式发动机为微型涡喷发动机，其关键部件为压气机、燃烧室、涡轮和轴承。

微型涡喷发动机的工作原理：空气通过进气道被吸入压气机;压气机中高速旋转的叶片对空气进行压缩，以提高空气的压力;高压空气在燃烧室内和燃油混合、燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压燃气;高温高压燃气首先在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转，带动压气机;然后燃气在尾喷管内继续膨胀，并以较高的速度喷出，从而产生推力。

微型涡喷发动机设计原则及关键技术微型涡喷发动机设计原则涡喷发动机的设计受到无人机功能的约束，必须满足无人的功能需求。

小型涡喷发动机主要用于中小型高速无人机，其主要设计要求是：结构简单、迎风面积小、零件少、可靠性高、成本低。

为满足设计要求，设计过程中应遵循以下原则：最大限度利用成熟技术。

小型涡喷发动机的研制是一项十分复杂的系统工程，研制周期长，为了降低风险，提高可靠性，小型发动机的设计必须最大限度利用已有成熟技术，在满足任务需求的前提下可以在原有型号基础上通过衍生发展，得到性能更好、可靠性更高、的发动机，这样可以有效缩短研制周期，所需经费相对较少、技术风险相也较低。

要具备多种起动方式。

涡喷发动机起动是一个非稳态过程，存在诸多不确定因素，是涡喷发动机故障多发区，目前小型涡喷发动机的起动方式主要有三种。

第24卷第1期2009年1月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.24No.1J an.2009文章编号:100028055(2009)0120070205微型涡喷发动机燃烧室的设计研究黎　明,吴二平,索建秦(西北工业大学动力与能源学院,西安710072)摘 要:为某微型涡喷发动机设计了一个蒸发管环形燃烧室.根据发动机对燃烧室的性能要求,设计了燃烧室的主要部件,对燃烧室的流量分配及流程参数进行了数值计算.参照发动机的总体结构,设计了燃烧室的试验器,对燃烧室进行了一定的性能试验.结果表明,所设计的燃烧室在结构方案、主要部件和总体性能方面基本满足设计要求.关　键　词:微型涡喷发动机;燃烧室;蒸发管;主要部件;数值计算;性能试验中图分类号:V235.11 文献标识码:A收稿日期:2008207224;修订日期:2008211228基金项目:西北工业大学科技创新基金(2003CR070001)作者简介:黎明(1965-),男,贵州德江人,副教授,硕士,主要从事航空发动机燃烧室的性能研究.Design and study of combustor for micro 2turbojet engineL I Ming ,WU Er 2ping ,SUO Jian 2qin(School of Power and Energy ,Nort hwestern Polytechnical U niversity ,Xi ’an 710072,China )Abstract :An annular combustor wit h evaporation t ubes was designed for certain micro 2t urbojet engine.According to performance requirement s of t he engine ,designed main com 2ponent s of t he combustor ,calculated flow dist ribution and flowage parameters of t he com 2bustor.Refers to overall struct ure of t he engine ,designed test apparatus of the combustor and carried out the several performance experiments.The results show that the designed combustor meets the demand for structural project ,main components and overall performance.K ey w ords :micro 2t urbojet engine ;co mbustor ;evaporatio n t ube ;main component ;numerical calculation ;performance experiment 小型及微型无人飞行器在执行诸如空中侦察、打靶训练、电子干扰、通信中继、环境监测、核辐射采样以及对地攻击等方面,今后必将扮演越来越重要的角色.随着近年来对无人飞行器发展的需求,微型涡轮类发动机也相应地得到了很大的发展[122].美国是世界上最先开展小型及微型涡轮类发动机技术研究的国家,也是型号品种最多和技术最先进的国家.1960年,美国Williams 国际公司研制出了世界上最早的265N 推力的微型涡喷发动机WR221,它也是当今美国战斧式巡航导弹用涡扇发动机F1072WR 2100的先驱机型[3].经过几十年不断地改进,世界上航空技术发达国家的小型及微型喷气发动机技术获得了突飞猛进的发展.这类发动机在设计上具有尺寸小、重量轻、结构简单、成本低、寿命短及使用维护方便等特点,其燃烧室的供油方式主要采用压力雾化式、空气雾化式和蒸发管式,而燃烧室多以回流和直流环形结构为主.国内在消化吸收国外十多种型号燃烧室的基础上,多年来进行了大量的相关研究,也已能够自行研制出性能较高的小型及微型喷气发动机燃烧室.针对西北工业大学研制中的一种推力为510　第1期黎　明等:微型涡喷发动机燃烧室的设计研究N,转速为76000r/min的微型涡喷发动机,本文介绍了其蒸发管环形燃烧室的设计过程,该发动机的主要结构为:带整流罩的亚声速轴向进气机匣、单级离心式压气机、火药点火器、带5个T型蒸发管的直流环形燃烧室、单级混流式涡轮、简单收敛尾喷管,如图1所示.根据发动机的总体结构和对燃烧室的性能要求,该燃烧室的主要设计参数如表1所示.图1　微型涡喷发动机的总体结构Fig.1　Overall structure of micro2turbojet engine表1　燃烧室的主要设计参数T able1　Main design parameters of combustor参　数数　值最大直径/mm186空气流量/(kg/s)0.94进口压力/MPa0.41进口总温/K484出口总温/K1130燃烧效率0.97总压恢复系数0.951　燃烧室结构设计1.1　结构方案选择 航空涡轮发动机的燃烧室按供油方式通常可主要分为三类,即压力雾化式、空气雾化式和蒸发管式.根据发动机的结构和性能特点、未来的用途及对燃烧室的主要性能要求,所设计的燃烧室采用蒸发管环形的结构方案比较合适,其理由是:1)结构简单,火焰筒长度短,供油压力较低.这对减轻发动机的重量,提高其推重比,降低制造成本十分有利.2)燃烧效率高,火焰清洁,不易积碳和冒烟,对火焰筒壁面的辐射热量少.当然,蒸发管环形燃烧室也存在着一些缺陷,如火焰稳定范围窄、燃油控制反应慢、设计和调试困难以及管壁有过热、烧蚀的危险.但因为无人飞行器的飞行包线范围一般较小,飞行状态相对单一,因此燃烧室的稳定边界范围可以适当降低.目前,蒸发管环形燃烧室的使用可靠性已不存在问题,因为在大小航空涡轮发动机上已有许多设计成功的先例[4].1.2　主要零部件1.2.1　火焰筒 火焰筒采用高温合金(GH39)板料冲压焊接而成,最大外径为168mm,长度为150mm.筒体分前后两段,共设4排进气孔,依次为头部孔、主燃孔、补燃孔和掺混孔,如图2所示.火焰筒的开孔面积可根据燃烧室流量分配的计算结果来确定.对于环形燃烧室,火焰筒与燃烧室横截面积之比的最佳值一般在0.6～0.7之间[5],由于燃烧室的直径已作为设计参数给出,从而可确定出火焰筒的径向尺寸.火焰筒的容热强度一般为1200～6500kJ/(m3・h・Pa)[6],通过适当选取火焰筒容热强度的数值并考虑和发动机的装配关系,可确定出火焰筒的轴向尺寸.为了防止火焰筒过热和烧蚀,必须采取一定17航　空　动　力　学　报第24卷的冷却措施.燃烧室共设置了3道冷却气膜,分别在火焰筒的头部、中部和尾部,全部采用总压进气的波纹环引气方式,从而对火焰筒进行保护.图2　火焰筒Fig.2　Flametube1.2.2　蒸发管和燃油喷嘴 蒸发管的结构形式通常可分为L 型和T 型两种,为了获得良好的头部匹配,目前对环形燃烧室有从L 型逐渐向T 型发展的趋势.根据布局安装的方法,可分为头部安装和火焰筒外筒腰部沿径向安装两种.头部安装的优点是蒸发管较短,结构紧凑,不占用径向尺寸.由于所研制的发动机对径向尺寸和重量均有严格的限制,因此在设计中采用了头部安装的T 型蒸发管.5个沿周向均布的T 型蒸发管依靠锁紧螺母与火焰筒头部联接在一起,每个蒸发管的安装座上有两个对称分布的固定销,对蒸发管进行周向定位.蒸发管采用不锈钢(1Cr18Ni9Ti )管材拼焊而成.燃油喷嘴采用多头直射式喷嘴,在输油圈上共焊有5个与蒸发管相匹配的喷油嘴,每个喷油嘴上分别带有3个内径为0.5mm 的喷油针,3个喷油针互成60o 角均匀分布,以保证喷入蒸发管内的燃油散布均匀.1.2.3　火药点火器 为了满足所研制的发动机对燃烧室重量和径向尺寸的严格要求,专门为该发动机的燃烧室研制出了一次性使用的火药点火器,如图3所示.火药点火器通过24伏直流点火电源引爆发火,具有结构简单、体积小、质量轻、点火可靠、点火能量大及更换方便的特点,其平均发火时间不低于8秒,火焰长度不小于50mm.通过控制装药种类、数量及装药压力,可对点火器的点火能量、火焰长度及发火时间进行调整.点火器装在点火器盒内,点火器盒同时还起着火焰筒轴向和周向的定位作用.图3　火药点火器Fig.3　Gunpowder ignitor1.2.4　燃烧室内外壳体 燃烧室内外壳体均采用结构钢(30CrMnSiA )机械加工而成.外壳体的前安装边与扩压器机匣的后安装边相联接,其后端与涡轮导向器机匣和尾喷管的安装边相联接.内壳体的前后端分别为前后轴承的轴承座,其前端与扩压器机匣的锥形支板相联接,后端与涡轮导向器机匣内支板的内孔相配合,见图1.2　燃烧室流量分配及流程参数计算 燃烧室的理论设计只能是初步的、近似的,其工作过程的性能指标能否达到设计要求,最终还需要通过燃烧室的性能调试试验来完成.但在总体结构设计的基础上通过一定的气动热力计算,并借此确定出火焰筒进气孔的尺寸和分布,可以有效地减少其性能调试试验的次数,缩短试验周期,节约试验成本,并可大大提高设计的成功率.根据燃烧室的总体结构和火焰筒的进气情况,在燃烧室中选取8个计算截面作为计算模型,从121截面到828截面依次为蒸发管出口、头部气膜孔、头部孔、主燃孔、补燃孔、中间气膜孔、掺混孔及尾部气膜孔,如图4所示.图4　计算模型示意图Fig.4　Sketch of calculation model27　第1期黎　明等:微型涡喷发动机燃烧室的设计研究表2　流量分配及流程参数计算结果T able2　C alculation result of flow distribution and parameters截面序号余气系数各排孔流量/(kg/s)各排孔叠加流量/(kg/s)各截面流速/(m/s)各截面总温/K各截面总压/MPa10.2690.0650.065 5.321413.20.399 20.3770.0260.091 6.361413.20.399 30.5960.0520.1438.831413.20.3994 1.3220.1760.31929.872145.70.3945 1.6830.0870.40632.431897.30.3896 1.9440.0750.48133.371814.10.3897 3.5610.3780.85946.371151.70.3888 3.9350.0810.940114.291130.30.388 借助一套适用于工程设计的自编程序,采用流阻法和一元流法对燃烧室的流量分配和流程参数进行计算.首先用流阻法初步确定流过火焰筒各排射流孔的流量,以其结果作为一元流法计算的初值,然后利用一元流法依次计算火焰筒各截面的相关参数,并对最后计算出的叠加流量进行校核.如果所计算的各排孔流量的总和与燃烧室的进口流量之差达不到精度要求,则应对火焰筒头部各排孔的流量进行调整,然后根据重新分配的流量关系,重复上述计算过程直到满足精度要求为止,计算结果如表2所示.从表2可见,各截面的余气系数、各排射流孔的流量百分数及火焰筒内的温度分布和压力损失均处于合理范围内,符合统计资料的要求.3　燃烧室性能试验 由于燃烧过程的复杂性,目前燃烧室的性能设计还只能依靠在整机和部件试验的基础上,采取半理论和半经验的方法进行.燃烧室性能调试试验的目的就是要在保证燃烧室的设计方案不变和燃烧室总体结构尺寸也不发生大的改动前提下,以检验其性能指标是否满足设计要求.以一台罗茨风机作为气源,在燃烧室进口压力为0.12M Pa、进口温度为484K、进口流量为0.28kg/s、出口温度为815～1162K的条件下,对燃烧室进行了燃烧效率特性和出口温度场均匀度试验,实验系统如图5所示.根据蒸发管燃烧室的特点,试验中采用了进口速度、余气系数、进出口温度相等的条件来模拟燃烧室的设计工作状态.为了尽可能真实模拟燃烧室的性能,试验器的火焰筒、蒸发管、喷嘴组件、点火器及内流道的结构均与燃烧室的相同.由于是地面台架试验,因此试验器外壳和进口段的尺寸允许与燃烧室的稍有差别,见图6.由于结构上的限制,燃烧室出口温度场的测量截面选在涡轮通道后进行,测量截面距燃烧室出口75mm,采取四点周向均布并按图5　实验系统示意图Fig.5　Sketch of experiment system37航　空　动　力　学　报第24卷等环面规律测量温度场,每支温度耙设4个测点.虽然测量截面相当于无涡轮焓降的涡轮出口截面,但根据以往的试验经验,对燃烧室出口温度场的影响不大,试验结果如图7和图8所示.图6　台架状态的试验器Fig.6　Test apparatus onplatform图7　燃烧效率特性Fig.7　Characteristic of combustionefficiency图8　温度场均匀度Fig.8　Evenness of temperature field由图7可以看出,在试验范围内,燃烧效率曲线几乎成为一条直线,这完全符合蒸发管环形燃烧室的工作特点,即在一定的余气系数范围内,燃烧效率较高,几乎不随余气系数变化.图8反映出燃烧室良好的出口温度场均匀度,温度系数(O T 2DF )低于20%,说明火焰筒内气流组织合理,燃烧均匀,火焰较短.4　结　论 通过对一台微型涡喷发动机燃烧室的设计研究,本文可以得出以下结论:1)燃烧室的总体结构方案是正确的,燃烧室的流量分配及火焰筒的开孔规律也是合理的;2)一定的性能试验结果表明,蒸发管直流环形燃烧室和火药点火器用于微型涡喷发动机是完全可行的;3)燃烧室的各项性能要求之间往往是有矛盾的,需要根据发动机的用途,燃烧室的工作特点和性能要求,统筹兼顾,综合考虑.由于阶段性研究工作比较有限并受气源条件的限制,只能选做一些模化试验,而燃烧室的性能最终还需要经过全工况试验和整机试验的检验.参考文献:[1]　郑涛.弹用涡喷、涡扇发动机发展概况[J 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微型涡轮发动机的设计与应用分析作者：华国忠来源：《中国高新技术企业》2014年第01期摘要：微型涡轮发动机是基于大、中型发电机所提出来的概念，相比于大、中型发动机的大功率、大体积，微型涡轮发动机在体型上比较小、重量较轻、携带方便，能够满足移动设备的能源需求，在当今甚至是未来都会是许多户外工作项目的必备机器。

文章从微型涡轮发动机的结构设计要点以及其应用实例分析为切入点，讨论微型涡轮发动机的相关设计。

关键词：微型涡轮发动机；发动机设计；发动机应用中图分类号：V235 文献标识码：A 文章编号：1009-2374（2014）01-0010-02在许多需要使用到微型涡轮发动机的地方，对发动机的结构要求比较严格，特别是发动机既要满足工作项目的功率要求，又要满足轻便易携带的要求，这一直是微型涡轮发动机的设计难点。

要让微型涡轮发动机真正发挥其独有的作用，对发动机本身的设计就要格外注意，从多个影响因素去综合考虑，确保微型涡轮发动机在不失去本身优点的同时能够弥补自身缺点。

1 微型涡轮发动机结构设计要点微型涡轮发动机在整体结构特点上相较于普通的大、中型发动机要简单一些，在缩小了一些必要零件尺寸的基础上精简了一些不必要的零件，最大程度地减轻了发动机的重量。

同时，也由于零件结构的简化，微型涡轮发动机的正常工作成为了设计的难点，需要从各方面影响工作的因素去考虑，尽量满足发动机的正常工作需求。

1.1 发动机结构稳定性的设计发动机结构的稳定性是其能够正常工作的基础，所有的发动机在设计的时候都需要首先保证各部位的零件之间嵌合足够稳定。

在发动机的工作过程中，对其结构稳定性考验最大的就是工作过程中产生的震动，特别是微型涡轮发动机的各个零件尺寸都相对较小，在整体结构上有所简化，就更容易受到工作振动的影响了。

这种工作中的振动来源是发动机内燃烧反应所引起的振动，进而影响到整个机身。

这种连锁反应带来的整机振动在机身重量轻、机体材料薄的情况下表现得最为明显。

2003年11月重庆大学学报Nov.2003　第26卷第11期Journal of Chongqing UniversityVol.26　No.11 文章编号:1000-582X (2003)11-0023-04微型涡轮发动机设计与制造的若干关键技术①张　力,徐宗俊,王英章(重庆大学机械工程学院,重庆400030)摘　要:分析了微型涡轮发动机不同于宏观尺度的流动和燃烧特性(低雷诺数Re 、高马赫数M 、高库埃特Couette 数和低毕渥Biot 数的流动,极小空间超高燃烧负荷率的燃烧)。

提出了在微尺度和超高转速条件下,传统的流体动力润滑理论所存在的局限性;研究了利用边界滑移实现微尺度条件下气体动力润滑轴承实现超高转速的可能性。

基于碳化硅材料在M EMS 高温高强度条件下的应用前景,提出将硅基蚀刻与传统的碳化硅反应烧结和磨削加工等工艺进行结合,实现微型涡轮发动机碳化硅材料微细结构的机械加工。

关键词:微机电系统(M EMS );微型热力发动机;气体轴承;微细加工中图分类号:TP391.72文献标识码:A 微型涡轮发动机(Micro -G as Turbine Engine )的研究,因其在MAV (Micro Air Vehicles )、UAVs (Micro -Unmanned Aerial Vehicles )、可携带能源、未来战争(满足Land Warrior System 电池重量目标)等领域的巨大应用前景,以及所具有20～30倍于LiSO 2电池系统的能量密度特征,其研究引人注目。

图1为所构想的微型涡轮发动机的系统概要[1](M IT 发表的1997版本)。

其中具有代表性的研究有:M IT 于2000年完成直径21mm 、厚度3.7mm 氢燃料演示样机的测试,转速设定为1.2Mr/min ,输出功率目标17W ,但未见最终实验结果[2]。

日本学者于2002年进行了10倍M IT 构想参数的样机实验,然而“性能相当糟糕”(引自东京大学吉识晴夫教授2002年12月给笔者的电子邮件)。

小型涡喷发动机燃油控制系统稳定性分析摘要：小型涡喷发动机燃油控制系统是发动机能够稳定运转的重要组成部分。

因此，许多研究人员对该系统的稳定性进行了深入的研究。

在本文中，我们将对小型涡喷发动机燃油控制系统的稳定性进行详细的分析。

我们将首先介绍该系统的基本结构和工作原理，然后讨论一些常见的问题，例如油泵故障、喷油器堵塞和调节阀失灵问题，并分析这些问题对发动机稳定性的影响。

最后，我们提出了一些改善小型涡喷发动机燃油控制系统稳定性的措施。

关键词：小型涡喷发动机；燃油控制系统；稳定性；油泵；喷油器；调节阀正文：小型涡喷发动机是一种重要的动力装置，广泛应用于飞机、直升机、舰艇和无人机等领域中。

燃油控制系统是该发动机能够稳定运行的重要组成部分，其稳定性对发动机的性能和安全影响相当大。

小型涡喷发动机燃油控制系统主要由油泵、喷油器和调节阀组成。

油泵的作用是将燃油从燃油箱中抽取，并通过高压输送管送入喷油器。

喷油器将燃油喷入发动机燃烧室中进行燃烧。

调节阀可以控制喷油器的燃油流量，以调节发动机的转速和功率。

然而，小型涡喷发动机燃油控制系统也存在一些常见的问题。

例如，油泵故障可能导致燃油无法正常送入喷油器中；喷油器堵塞可能导致燃油无法正常喷出；调节阀失灵可能导致喷油器的燃油流量无法控制。

这些问题都会对发动机稳定性产生重要影响。

例如，油泵故障可能导致燃油不足，引擎转速下降，功率减弱；喷油器堵塞可能导致某个气缸的燃油供应不足，从而导致排气不畅、动力下降、燃油消耗增加；调节阀失灵可能导致燃油流量异常，从而导致发动机的功率和转速的不稳定。

为了改善小型涡喷发动机燃油控制系统的稳定性，我们可以采取一些措施。

例如，检查油泵的供油压力和泵体的磨损情况，并定期更换燃油滤清器；清洗喷油器的堵塞，定期更换喷油器的密封圈；同时，采用先进的调节阀和控制系统，可以实现更加精确的燃油流量控制，从而提高发动机稳定性。

总之，小型涡喷发动机燃油控制系统的稳定性对发动机的性能和安全有着重要的影响。

小型涡喷发动机方案评审涡喷发动机是一种重要的发动机类型，在小型应用中有着广泛的应用。

由于涡喷发动机结构简单，重量轻、可靠性高、维护成本低等优点，使得其在小型无人机、直升机、飞机等领域拥有广泛的应用前景。

本文就小型涡喷发动机方案进行评审，详细分析其设计特点、应用评价和结构优化，为读者提供有价值的参考意义。

首先，对小型涡喷发动机的设计特点进行了全面的分析。

涡喷发动机以其高压缩比和高效燃烧的特点，形成符合机体设计要求的较小尺寸和较高功率。

通过提高压缩比和增加燃油的喷射量，涡喷发动机可以减小燃烧室的大小和重量，使得整个发动机更为轻便。

此外，涡喷发动机还可以采取双流量的设计方案，通过调节流量的大小可以实现不同功率和应用的需要。

其次，对小型涡喷发动机的应用评价进行了深入的研究。

涡喷发动机在小型无人机、直升机和飞机中的应用非常灵活，其适应性强、控制精度高、能耗低等特点受到广泛的认可。

与传统的废气涡轮发动机相比，涡喷发动机的成本更低，更加环保，不会产生废气和噪音，同时还有更高的稳定性和更好的安全性能。

最后，对小型涡喷发动机的结构优化进行了全面的研究。

涡喷发动机结构优化主要包括燃烧室和涡轮叶片的形状设计、涡轮和废气排放系统的改进等方面。

通过改进燃烧室内的气流和燃油的喷射方式，可以使涡喷发动机的燃烧效率更高、环保性更强，同时也可以通过使用先进的材料和生产工艺来降低涡喷发动机的重量。

综上所述，小型涡喷发动机方案评审是一个十分重要的研究领域。

通过对涡喷发动机设计特点、应用评价和结构优化的全面分析，可以更好地指导小型涡喷发动机的设计和应用，为未来小型涡喷发动机的发展提供有力的支持。

浅析微型涡喷发动机技术及应用作者：彭雷云来源：《科学与财富》2016年第20期摘要：随着社会不断发展过程中，航空业在发展中对机械设备的重视也有很大的提升，其根本原因在于机械设备的应用，对于提升航空飞机的运行和其他方面都有很重要的作用。

在目前我国进行航空能源系统研究的过程中，选取的机械设备主要是微型涡喷发动机，这种发动机具有尺寸小和推较大的特点，也就是说这种发动机和传统的航空涡轮发动机相比较，具有非常多的优点。

因此，本文主要针对于现在社会上存在的微型涡喷发动机自身具备的技术和其应用范围进行全面分析。

关键词：微型涡喷；发动机；推力级；轴承耗油量对于航空业中使用的发动机来说，在进行发动机选取的时候一般按照推力级进行发动机等级划分，但是这一点在我国并没有明确的界定，因此对航空中使用的微型涡喷发动机的划分还是较为粗劣的。

对于涡喷发动机来说，其本身就属于燃气涡轮发动机中一个较为基础的机械设备，因此，要想保证涡轮发动机在航空事业中发挥自身最大的用处，还要对微型涡喷发动机的相应技术有一定了解，促使其在航空业中发挥自身最大的用处。

1 不同级别的涡喷发动机之间存在的差异在航空飞机上安装的发动机大多数是涡喷发动机，这种发动机对于维持飞机自身性能和发挥发动机自身最大的用处都起到不可忽视的作用。

在目前航空飞机选取的涡喷发动机主要按照发动机自身的推力级进行区分，包括微型涡喷发动机和大中型涡喷发动机，在对航空发动机选取的过程中还需要对航空飞机自身结构特性和其他方面进行全面考虑，借此保证发动机的合理性。

对于这两种发动机来说，其在运行原理和结构上并没有太大的差异，只是在推力级上存在差异。

尽管微型涡喷发动机和大中型涡喷发动机在结构上和运行原理上相似，但是这两种发动机在其他地方还存在一些差异，造成这些差异的主要原因在于这两者之间的用途上有所不同。

也就是说在不同航空设备的荷载上的差异也会导致航空飞机上选取的发动机存在很大的区别。

在目前航空飞机上使用的微型涡喷发动机来说，其在涉及的荷载较小，而且运行时间也非常短，使得微型涡喷发动机在我国航空飞机上得到广泛的应用。

微型涡喷发动机结构设计研究与制作首先，微型涡喷发动机的结构设计需要考虑以下几个方面。

一、压气机结构设计。

微型涡喷发动机的压气机是整个发动机的关键部分，其设计直接影响到发动机的性能。

压气机包括压气机叶轮、叶片和进气道等部分。

在设计叶轮时，需要考虑叶轮的转速、叶片的数量和叶片的几何参数等因素。

进气道的设计要保证足够的空气流量和进气效果。

二、燃烧室结构设计。

燃烧室是实现燃烧过程的关键部分，其设计需要考虑到稳定的燃烧和高效的能量转化。

燃烧室的结构包括燃烧室壁面的材料选择、燃烧室的形状和燃烧室的尺寸等因素。

三、涡轮结构设计。

涡轮是微型涡喷发动机的核心部件，其设计直接影响到发动机的效率。

涡轮的设计需要考虑到材料的选择、外形和尺寸等因素。

涡轮的设计还需要考虑到叶片的布置和叶轮的旋转方向等因素。

其次，微型涡喷发动机的制作需要遵循以下步骤。

一、材料选择。

为了保证发动机的工作稳定和寿命，需要选择耐高温、耐腐蚀的材料进行制作。

常见的材料有高温合金和陶瓷材料等。

二、加工工艺。

微型涡喷发动机的加工工艺包括铸造、锻造、焊接和机械加工等。

这些工艺需要保证发动机的几何精度和内部结构的完整性。

三、装配和测试。

在制作完各个部件之后，需要对其进行装配和测试。

装配时需要保证部件的配合精度，测试时需要进行性能测试和可靠性测试。

最后，应该注意的是，微型涡喷发动机的结构设计和制作需要严格遵循相关的标准和规范。

设计和制作过程中要注意安全性和可靠性，避免潜在的问题和风险。

综上所述，微型涡喷发动机的结构设计和制作是一个复杂而重要的任务。

只有进行了合理的结构设计和严格的制作工艺，才能保证发动机的性能和使用寿命。

因此，需要充分考虑各个方面的因素，并遵循相关的标准和规范进行设计和制作。

毕业设计(论文) `题目微型涡喷发动机结构设计研究与制作院系动力工程系专业班级热能与动力工程0801班学生姓名指导教师王庆五二0一二年六月微型涡喷发动机结构设计研究与制作摘要微型涡喷发动机具有高能量密度和高推重比的优势，是满足先进低成本空中武器系统推动力需求的先进动力装置。

开展微型涡轮发动机技术研究，对加速推进微型涡轮发动机的应用进程具有重要意义。

本文探讨了一种正在研制的推力为100N，转速为105r／min的微型涡喷发动机的结构设计特点。

首先介绍了微型涡轮发动机的总体构造特点；其次，对这台发动机独有的结构特点进行了分析，如冷却润滑结构、电机布置、转子系统、结构稳定、燃烧室；这些设计经验对于发展高推重比微型涡喷发动机具有参考价值。

并介绍了某微型涡喷发动机的零部件制作过程以及工作原理，包括空气压缩机、扩压器、燃烧室、涡轮等。

SolidWorks软件是世界上第一个基于Windows开发的三维CAD系统，功能强大，易学易用,是领先的、主流的三维CAD解决方案。

能给制作加工带来很大的方便。

关键词：微型涡喷发动机；结构设计研究；制作过程；solidworksMICRO TURBOJET ENGINE STRUCTURE DESIGNRESEARCH AND PRODUCTIONAbstractMicro turbojet engine,with its merits in high power density and thrust-weight ratio,can be used as propul on system and satisfy the ruquirements of advanced micro vehicles at low payment. Development of micro turbine engine technique can contribute to the using process of micro turbine engine.The presented work is referred to the structural of a high power density micro-turbojet engine with a thrust of 100N and a rational speed 105r/min.First,the general overall tectonic characteristics of a micro engine are mentioned;Second,the particular structural design characteristics of this micro-turbojet engine are an-alyzed,such as cooling and lubricating structure,motor arrangement,rotor system,structural stability,combustion chamber .The experiences in the design processes are valuable for the developing of a hing/weight ratio micro-turbojet engine.And intuoducted a micro-turbojet engine parts production process as well as works,including air compressor, diffuser,combustor,turbine,etc.Solidworks software is the world’s first Windows-based development of three-dimensional CAD system.it is powerful and easy to use.It is a leading,mainstream 3D CAD solutions,It can give the production process a lot of convience.Keywords:micro-turbojet engine,structural design research,production process,solidworks目录摘要 (I)Abstract (II)第一章绪论 (1)1.1 选题背景及意义 (1)1.2 国内外研究进展 (3)1.2.1微型发动机的研究现状 (3)1.2.2 部件设计技术的研究现状 (4)1.3 本文主要研究内容 (5)第二章微型涡喷发动机结构设计研究 (6)2.1 总体构造特点 (6)2.2 冷却润滑结构特点 (6)2.2.1 冷却润滑系统 (7)2.2.2 中心冷却系统 (7)2.2.3 外围冷却系统 (8)2.3 电机布置 (8)2.4 转子系统 (8)2.5 结构稳定性 (9)2.6 燃烧室 (10)2.7 小结 (10)第三章涡喷发动机零件设计原理及加工 (11)3.1 进气口 (11)3.2 压气机 (11)3.2.1 压气机制作及基本结构 (11)3.2.2 压气机的工作原理 (12)3.3 扩压器 (13)3.4 轴及轴套 (13)3.5 燃烧室 (14)3.5.1 燃烧室的制作过程 (14)3.5.2 对燃烧室的基本要求 (15)3.6 燃烧器 (15)3.7 涡轮 (15)3.7.1 涡轮的制作过程 (16)3.7.2 涡轮工作原理 (16)3.8 外壳 (16)3.9 后盖 (17)3.10 尾喷管 (17)3.11 小结 (18)第四章SolidWorks在微型涡喷发动机制作中的应用 (19)4.1 solidworks简介 (19)4.2 solidworks 在制作过程中的应用 (19)4.2.1在机械工程图生产上的应用 (19)4.2.2 在钣金零件设计上的应用 (20)结论 (22)参考文献 (23)致谢 (25)第一章绪论1.1选题背景及意义微型涡轮发动机（MicroTurbine Engine，MTE）是推进动力/能源系统研究的新兴领域，具有尺寸小、重量轻、能量密度高、推重比大的优点。